（航空宇航科学与技术专业论文）快速机动小卫星总体设计及控制技术研究.pdf

国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 捅要 随着航天实践的不断深入，对空间快速机动技术的需求日益增强，具备快速机动能 力的小卫星成为未来航天器的重要发展方向之一。论文以“快速机动小卫星”为研究对 象，采用多学科设计优化方法对其进行了总体优化设计，并针对快速机动小卫星的自主、 快速等特点，对其关键分系统之一的控制分系统进行了初步设计与研究。 首先，系统研究了c s s o 、b l i s s2 0 0 0 和c o 三种两级多学科设计优化过程。 针对c o 实现过程中存在的问题，提出了基于动态罚因子及正交试验设计的改进协 同优化过程( d p c o ) ，算例测试表明了改进的优越性。通过减速器和飞机两个实例的 研究，分析了d p c o 、c s s o 及b l i s s2 0 0 0 三种优化过程的特点，并总结了各自的适用 性。 其次，进行了基于d p c o 的快速机动小卫星总体设计研究。针对快速机动小卫星的 任务特点，建立了快速机动小卫星的学科模型，以系统成本最小为目标构建总体参数优 化模型。利用d p c o 对快速机动小卫星m d o 问题进行集成和求解。优化结果验证了 d p c o 的有效性，提高了设计水平。 再次，在建立基于导引星的轨道相对运动动力学模型的基础上，研究了l y a p u n o v 控制规律，并采用多方法协作优化算法( m c o a ) 对控制参数进行优化。在快速机动小 卫星总体设计方案的基础上，对卫星的升轨机动及相位调整两类机动任务进行了数学仿 真，并用s t k 软件演示了升轨机动过程，仿真研究表明了快速机动小卫星控制策略设 计的可行性。 最后，详细介绍了姿态控制系统设计方案，研究了用于飞轮控制系统的l y a p u n o v 控制规律，并采用m c o a 对控制参数进行优化，在快速机动小卫星总体设计方案的基 础上，对卫星的姿态稳定控制及姿态机动控制进行了数学仿真，仿真结果验证了设计方 案的可行性。 总之，论文系统研究了m d o 优化过程，提出了d p c o ，并将其应用于快速机动小 卫星总体优化设计，为探索m d o 方法在卫星总体设计中的应用进行了有益的尝试，同 时对快速机动小卫星的控制技术进行了初步研究，采用m c o a 对控制器进行参数优化， 达到了快速机动控制的目的。论文对我国开展空间快速机动飞行器的研究具有一定的参 考价值。 主题词：小卫星；快速机动；多学科设计优化 轨道控制；姿态控制 第i 页 里堕型兰茎查查堂竺窒竺堕堡兰竺丝苎 a b s t r a c t w i t ht h ed e v e l o p m e n to fs p a c et e c h n o l o g y ，r e q u i r e m e n t sf o rs p a c e c r a f t sw i t hr a p i d m a n e u v e ra b i l i t yb e c o m em o l ea n dm o l ei n t e n s e as m a l ls a t e l l i t ew i t l lr a p i dm a n e u v e r m i s s i o n si sd i s c u s s e di nt h i st h e s i s m u l t i d i s c i p l i n a r yd e s i g no p t i m i z a t i o n ( m d o ) i sa d o p t e d f o ri t s s y s t e md e s i g n c o m b i n e dw i t ht h es p e c i f i cc h a r a c t e r so f t h i st y p es a t e l l i t ed e s c r i b e d 幽 “a u t o n o m ya n dr a p i d ，c o n t r o ls u b s y s t e ma so n eo f t h ek e ys u b s y s t e m si ss t u d i e d f i r s t l y ，t h r e et y p e so fm d op r o c e d u r e sa r es t u d i e d ，i n c l u d i n gc s s o ( c o n c u r r e n t s u b s p a c eo p t i m i z a t i o n ) ，b l i s s2 0 0 0 ( b i l e v e li n t e g r a t e ds y s t e ms y n t h e s i s2 0 0 0 ) a n dc o ( c o l l a b o r a t i v eo p t i m i z a t i o n ) a i m e da ts o l v i n gs o m ep r o b l e m si nc a r r y i n go u tc op r o c e d u r e ， a ni m p r o v e dc ou s i n gd y n a m i cp e n a l t yf a c t o ra n do r t h o g o n a le x p e r i m e n t a ld e s i g nn a m e d d p c oi sp r o p o s e d a n di t se f f i c i e n c yi st e s t e db yat y p i c a lo p t i m i z a t i o np r o b l e m t h e c h a r a c t e r so ft h e s et h r e em d op r o c e d u r e sa r ea n a l y z e db yt w od e s i g no p t i m i z a t i o n p r o b l e m s - - s p e e dr e d u c e ra n dp l a n ec o n c e p td e s i g n a n dt h ea p p l i c a b i l i t yo f e a c hp r o c e d u r e i sc o n c l u d e d s e c o n d l y ，a c c o r d i n gt ot h ec h a r a c t e r so fr a p i dm a n e b v e rs m a l ls a t e l l i t e ，d i s c i p l i n a r y m o d e l sa r ea n a l y z e d ；a n dap a r a m e t e ro p t i m i z a t i o nm o d e li ss e tu pt om i n i m i z et h ec o s to f s a t e l l i t e t h em d o p r o b l e mi si n t e g r a t e da n ds o l v e db yd p c o a n da d v a n t a g e so fd p c o a r e v e r i f i e d t h i r d l y ，al y a p u n o v - b a s e do r b i t a lc o n t r o l l e ri ss t u d i e do nt h eb a s i so fo r b i t a ld y n a m i c s o fs p a c e c r a f te x p r e s s e db yt w o - b o d ym o t i o nw i t hg u i d es a t e l l i t e n i en u m e r i c a ls i m u l a t i o n s f o rm a n e u v e rm i s s i o n sa r ep r e s e n t e do nt h eb a s i so ff o r e g o i n gs a t e l l i t es y s t e md e s i g ns c h e m e a n dt h em a n e u v e rp r o c e s si sa l s od e m o n s t r a t e db yt h es o f t w a r es t k ( s a t e l l i t et o o lk i t ) t h e r e s u l t ss h o wt h a tt h em i s s i o nr e q u i r e m e n t sa r es a t i s f i e da n dt h ec o n t r o l l e rd e s i g ni sf e a s i b l e f i n a l l y t h ea t t i t u d ec o n t r o ls y s t e mi si n t r o d u c e di nd e t a i l sa n dal y a p u n o v - b a s e dc o n t r o l l a wi sd i s c u s s e df o rf l y w h e e ls y s t e m m c o a ( m u l t i m e t h o dc o l l a b o r a t i v eo p t i m i z a t i o n a l g o r i t h m ) i sa d o p t e dt oo p t i m i z et h ec o n t r o lp a r a m e t e r so ft h i sc o n t r o l l e rw i t ht h eo b j e c to f m i n i m i z i n gc o n t r o lt i m e t h e nn u m e r i c a ls i m u l a t i o n sa r ep r e s e n t e do i lt h eb a s i so ff o r e g o i n g s a t e l l i t es y s t e md e s i g ns c h e m ef o ra t t i t u d es t a b i l i z a t i o nc o n t r o la n dm a n e u v e rc o n t r 0 1 t h e r e s u l t ss h o wt h a tt h es c h e m ei sf e a s i b l e t os u n lu p ，t h r e et y p e so fm d op r o c e d u r e sa l ed i s c u s s e d b a s e do ni t , d p c oi s p r o p o s e dt os o l v et h es y s t e md e s i g np r o b l e mo fs m a l ls a t e l l i t ew i t hr a p i dm a n e u v e rm i s s i o n a i lo ft h e s ea r eb e n e f i c i a lt r i e sf o ra p p l i c a t i o no fm d oi ns a t e l l i t es y s t e md e s i g n 1 1 1 ec o n t r o l s y s t e mi sa l s od i s c u s s e d ；m c o ai sa d o p t e dt oo p t i m i z et h ec o n t r o lp a r a m e t e r s ，a n dt h er a p i d m a n e u v e rm i s s i o no no r b i ti sf u l f i l l e d t l l i st h e s i si sa g o o df o u n d a t i o nf o rf u r t h e r r e s e a r c ho n s p a c em a n e u v e rs y s t e m k e yw o r d s ：s m a l ls a t e l l i t e ；r a p i dm a n e u v e r ；m u l t i d i s c i p l i n a r yd e s i g no p t i m i z a t i o n ； q ! 些1 2 璺塑! i 垒竺! 堡生竺! 呈塑! 第i i 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 表目录 表3 - 1 采用四种不同方法所得优化结果2 3 表3 - 2b l i s s2 0 0 0 求解减速器优化问题的学科及变量分解2 6 表3 3 三种优化过程求解减速器优化问题结果2 6 表3 4 飞机总体设计涉及的参数及符号2 8 表3 - 5 三种优化过程求解飞机优化问题结果3 0 表4 1 设计变量取值范围及优化结果4 3 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图目录 图1 1 图2 1 图2 2 图2 3 图3 1 图3 2 图3 3 图3 _ 4 图3 5 图3 - 6 图4 1 图4 2 图4 3 图4 - 4 图4 5 图5 - 1 图5 2 图5 3 图5 - 4 图5 5 图6 1 图6 2 图6 3 卫星研制的技术流程 c s s o - r s 计算流程 b l i s s2 0 0 0 计算流程 c o 计算流程。 5 1 ：； 1 7 d p c o 计算流程2 2 函数算例优化迭代过程2 3 减速器算例优化迭代过程 飞机总体设计学科耦合关系图2 7 发动机性能模型计算流程2 8 飞机总体设计算例优化迭代过程3 0 卫星结构示意图3 3 轨道快速转移示意图3 4 卫星设计结构矩阵4 2 学科分解与组织4 3 d p c o 求解卫星优化问题目标收敛过程4 4 相对位置定义简图4 5 m c o a 的计算流程5 2 升轨机动变化过程5 3 s t k 仿真演示5 4 相位调整变化过程5 5 姿态控制系统组成5 6 飞轮系统姿态稳定控制6 3 飞轮系统姿态机动控制6 4 第v 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文题目：迭望扭麴尘里星数鲣遮i 土区丝剑技盔盈窥 学位论文作者签名 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印，缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文题目：迭逮扭盈尘卫星鲍整堡遮i 土区丝盟挂盎盈窒 学位论文作者签名： 作者指导教师签名： 日期：酬年i t 月如日 日期：办耐年f f 月矽日 国防科学技术大学研究生院硕十学衍论文 第一章绪论 1 1 论文研究背景与意义 2 0 世纪8 0 年代以来，随着计算机、新材料、新工艺等现代科学技术的发展，功能 密度高，技术性能强的现代小卫星成为各国研究的热点。小卫星有着许多大卫星无法比 拟的优点，它建立在微电子学、微型机械、微加工等现代航天高科技基础上，具有成本 低、重量轻、体积小、性能高、研制周期短等特点，在实现全球通信、对地观测以及快 速反应的军事侦察等方面起到了重要作用。随着空间任务需求的发展，对卫星机动的自 主性、节能性和快速性提出了更高的要求。具备快速机动能力的小卫星有着重要的战略 价值和广阔的应用前景。它既可以作为一种武器完成特定的空间任务；也可以进行飞行 演示验证，进行在轨操作，如故障维修、在轨燃料加注、在轨组装、空间载荷转移投放 等，是未来航天器发展的重要方向之一。 快速机动小卫星的总体设计是一项典型的复杂系统工程，它融合了飞行器总体设 计、高性能推进、自主导航席0 导胜制、空间防护、热控制、多功能结构等多个学科的 前沿技术，其复杂度和前瞻性对设计工作提出了新的挑战。传统的飞行器设计模式采取 串行模式，在不同的设计阶段，设计人员选择不同的重点学科进行设计和优化，将影响 飞行器性能的气动、推进、结构和控制等学科人为地割裂开来，很难获得最佳的总体方 案。多学科设计优化( m u h i d i s c i p l i n a r yd e s i g no p t i m i z a t i o n ，m d o ) 是8 0 年代发展起 来的一种设计复杂系统的新方法，已成为卫星设计的重要发展方向。 多学科设计优化的主要思想是增加概念设计在整个设计过程中的比例，充分考虑各 学科之间的耦合作用，应用有效的设计优化策略和分布式计算机网络系统，组织和管理 整个系统的设计过程，通过充分利用各个学科之间的相互作用所产生的协同效应，以获 得系统的整体最优解。m d o 首先被应用于航空航天领域，包括翼身融合飞机、高超声 速飞行器、可重复使用运载器、x 3 3 计划等多种飞行器，并取得了显著的效益。m d o 为飞行器的研制提供了一种崭新的手段，工程实践证明m d o 方法特别适用于新型飞行 器的总体设计。 控制系统是航天器的关键分系统之一，对于总结了各自的特点及适用性。快速机动 小卫星而言，控制技术的关键性尤显突出。如何规划变轨过程以达到节省推进剂、缩短 机动变轨时间以及增强卫星机动变轨的自主性，如何提高姿态的控制性能以达到未来高 精度灵活机动任务的要求，同时又满足小卫星对物理尺寸的严格约束是快速机动小卫星 控制系统设计力争解决的问题。虽然轨道与姿态控制技术在过去的几十年中发展很快， 但是，依然迫切需要开展新的控制技术研究以满足新的任务模式要求。 第l 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 1 2 快速机动小卫星研究概述 人类步入空间时代已经有近5 0 年的历史了，但是由于技术发展水平的限制，世界 各国的航天器仍是主要作为信息的载体，并以各类应用卫星为典型代表，这类飞行器的 主要特点是轨道较为固定，机动能力有限。 随着航天实践的不断深入，各种在不同轨道之间进行物质和能量转移的空间任务越 来越多。对空间快速机动技术的需求日益增加。外层空间环境有其自身的特殊性，且航 天器受轨道力学原理的限制，空间物质和能量转移的途径和方法与人类传统生活领域将 有较大区别，对航天器技术水平的要求也比较高。 世界各航天大国很快意识到空间快速机动能力所具有的战略价值。美国凭借其在航 天领域的既有优势，拟订了一系列空间机动平台研发计划，演示验证了大量空间机动技 术，不仅使空间在轨服务技术走向成熟，而且为其“控制空间”奠定了重要技术基础。 俄罗斯、欧洲与日本等航天国家近年来也加大了空间机动技术的研发力度，并取得了卓 有成效的进展。 小卫星以其质量轻、体积小、研制周期短和发射灵活等特点，为空间技术领域带来 了一场划时代的革命。小卫星可以作为空间机动平台进行演示验证研究。试验小卫星可 以完成特定关键技术的探索，完成项目计划的原理演示验证，分阶段地完成整个工程的 研制任务。同时也为未来的空间攻防对抗奠定了技术基础。迅速研发轨道快速机动、交 会能力也是构建我国空间攻防体系的重要任务之一。 以下分别对各国的研究进行综述和分析。 1 2 1 美国 美国是空间快速机动平台技术研发的积极倡导者，从2 0 世纪7 0 年代就在大量研发 概念的基础上进行技术探索。目前，随着控制空间战略目标的确立和空间机动平台在空 间攻防对抗中地位的突显，美国在这一领域的研究呈持续加速的趋势。美国曾研究并演 示验证了轨道机动飞行器( 0 m v ) 、空间作战飞行器( s o v ) 、轨道转移飞行器( o t v ) 等空间机动平台，由于种种原因，这些计划项目都中途下马或并入其它新的研发项目中。 目前，美国正在大力推进的空间机动平台研发计划有： ( 1 ) 自动交会飞行器试验( d a r t ) 。由n a s a 马歇尔飞行中心负责，目的是在 轨自动交会的相关技术。此技术未来可应用于自动运送太空船至国际空间站、航天器之 间的自动对接、卫星维护等在轨服务工作。该项目的试验设施已经在2 0 0 5 年4 月1 5 日 发射，但由于航天器出现异常，飞行任务被迫终止。 ( 2 ) 试验航天器系统( x s s ) 计划。该计划始于2 0 世纪9 0 年代中期，由美国空 军与海军研究实验室主导。x s s 计划旨在开发在轨检查、交会对接、轨道物体绕飞等近 第2 页 国防科学技术大学研究生院硕十学t ：) = 论文 距离机动能力。目的发射升空的x s s l o 和x s s l l 均为具有自主导航和高机动能力 的小卫星。x s s 系列卫星的自主机动与伴飞能力是空间机动飞行器的基础，在未来空间 攻防对抗中将起到不可或缺的作用。 ( 3 ) “轨道快车”计划。该计划由美国国防高级研究计划局( d a r p a ) 于1 9 9 9 年底提出，目的是研制一种自主轨道间运输器( a s t r o ) 小卫星，为美国的在轨侦察卫 星提供服务，以提高侦察卫星的机动能力、防御攻击的能力和工作效率。美国轨道快车 计划通过在轨飞行演示验证达到发展其技术的目的。在轨飞行演示的具体要求包括： 研制和验证非专利卫星在轨服务接口技术的要求与指标；研制和验证自主交会对接 的制导、导航与控制( g n c ) 系统，以及追踪星( 服务星) 和目标星技术；在轨飞 行验证自主交会、靠近操作技术，以及捕获与对接方式；在轨飞行验证燃科输送( 从 追踪星到目标星) ；在轨飞行验证轨道更换单元( 0 r u ) 输送。 ( 4 ) 空间机动飞行器( s m v ) 计划。该计划由美国空间司令部于1 9 9 8 年4 月在其 公布的长期规划中提出。s m v 能够快速变换轨道倾角或轨道高度，具备很强的战 术能力。执行对地侦察任务时，它可提供比目前侦察卫星更快的反应能力；执行空间控 制任务时，它可利用多耱传感器近距离观察空闯目标，摧毁敌对卫星；它还可以充当低 地球轨道星座的短期填充卫星。 同时，美国还在对“空间系绳系统”、“太空电梯”和具有轨道机动能力的空间飞 行器等概念进行方案论证和机理研究。 1 2 2 俄罗斯 俄罗斯从苏联时期起就提出多种空间机动飞行器研发方案和计划。由于受技术条 件、经济与政治等多方面因素制约，“暴风雪号”航天飞机与试验型空天飞机“图一2 0 0 0 ” 都以失败而告终。但是，俄罗斯拥有的空问站技术和独到的空间交会对接技术，是其发 展空间机动飞行器的技术基础。2 0 世纪7 0 年代中期，苏联曾着手研制提供新奇武器技 术应用的天基平台空间战斗站。计划发展一种空间战斗站综合设施，装备自主寻的 武器系统，可机动到攻击位置对地或空间系统进行打击。苏联还就空间系绳系统进行了 大量的技术研发工作，俄目前在这一领域仍处于世界领先地位。从1 9 9 9 年开始，俄罗 斯开始开发一种先进的f r e g a t 上面级，用于联盟号运载火箭。该上面级的最大特点是可 以在空间多次起动，可进行轨道机动、离轨和再入，具有广泛的军事应用前景。 目前，俄罗斯重点研发的空间机动飞行器是通用型轨道应用及转移飞行器“多 功能平台”。它以具有一定机动能力的轨道推进模块为基础，携带不同的科学试验、探 测、子飞行等载荷，完成不同的任务。其拓展能力包括：低轨遥感、照相侦察、交会对 接等，同时还包括先进上面级、行星探测和相关的技术试验等。 第3 页 旦堕型兰垫查奎兰竺窒竺堕堡主堡笙苎 1 2 3 欧洲和日本 欧洲空间机动技术研究与国际空间站密切相关。按照国际空间站建造计划，欧洲需 研制一个轨道单元( 哥伦布试验舱) 和一套轨道转移平台。根据哥伦布计划欧洲先后提 出的轨道机动飞行器包括：无人o m v 、载入o m v 、服务飞行器和组合式无人遥控服务 飞行器四种设想方案。这些方案为研发空间机动飞行器和卫星在轨操作和服务奠定了基 础。欧洲还提出“空间拖船”计划，用于延长卫星的使用寿命和营救在轨卫星，首架飞 行器将于2 0 0 7 年发射。 日本的空间机动飞行器有多种实现方案，其重点在于积累空间机动平台所需的各项 关键技术。日本重点开发的是工程试验卫星( e t s 一7 ) ，计划于1 9 9 4 年批准，1 9 9 7 年 完成研制并发射升空进行空间试验，2 0 0 2 年l o 月终止运作。e t s 一7 由追踪星和目标星 两部分组成，主要任务是进行交会对接和空间机器人技术演示验证，为管理空间站和低 地球轨道卫星平台提供技术支持。e t s 一7 技术可能进一步应用于轨道卫星服务，包括 检查和维修多功能卫星、燃料供给、替换在轨卫星上的设备和从轨道上清除无用的卫星 等。另外，日本还为国际空间站日本实验舱研制了h - - i i 运输飞行器( h ，) 。该项目 的前期研究于1 9 9 5 年开始，耗资2 0 3 亿美元，h t v 于2 0 0 1 年投入运行。 与国外相比，我国在空问快速机动飞行器方面的研究启起步相对较晚。在8 6 3 计划 的支持下，国内相关单位也逐步开展了对国外相关领域的跟踪研究，战略发展规划和可 行性论证以及一些关键技术的研究等。随着航天事业的不断进步，我国拥有多种运载火 箭的上面级产品，自主大机动卫星技术取得长足进展，载人航天建立了完善的地面测控 体系，而未来空间站将解决空间交会对接问题。因此，我国已经初步具备了开展快速机 动小卫星研究的技术基础。 1 3 快速机动小卫星总体设计技术研究概述 总体技术在卫星的研制过程中起着重要作用，这在小卫星的设计中体现得尤为明 显。总体设计是定方向、定大局、定功能和性能指标的设计阶段，在整个研制过程中起 着主导性和决策性的作用。据统计，卫星总体设计阶段消耗了不到1 5 的全生命周期费 用，却决定了卫星整个系统8 5 以上的全生命周期费用。因此，开展总体设计技术的研 究，对提升卫星总体设计质量有着重要意义。 1 3 。1 卫星总体设计 我国现行的卫星研制技术流程可分为：任务分析阶段、方案可行性论证阶段、总体 方案设计阶段、初样阶段、正样阶段、发射阶段及应用阶段等，如图1 1 所示。其中任 务分析阶段、方案可行性论证阶段即总体方案设计阶段属于卫星总体设计的范畴。 第4 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图i - i 卫星研制的技术流程 传统的航天器设计流程采取的是一种串行设计模式。任务分析阶段，根据任务要求 及约束条件，确定卫星的轨道或星座，并提出卫星的方案设想。可行性总体方案论证阶 段，在既定轨道星座的基础上，设计人员通过对卫星分系统组成及其方案选择、技术要 求及实现途径和基本构型等进行论证，生成设计方案树。对多个方案进行综合分析、比 较和评价，优选出基线方案。此时，航天器的基本构型已经确定。于是，在总体方案设 计阶段，各分系统的具体设计和分析，如结构及热控等学科，便处于主导地位了。 这种设计模式下，在不同的设计阶段，设计人员选择不同的重点学科对航天器进行 设计和优化，实质上是将影响航天器性能的轨道、推进、结构和控制等学科人为地割裂 开来，没有充分利用各个学科之间的相互耦合可能产生的协同效应，它带来的后果是极 有可能失去系统的整体最优解，从而降低航天器的总体性能。 这种传统的设计方法的缺陷可以总结为【l 】：概念设计阶段短缺、学科分配不合理、 不能充分利用概念设计阶段时的自由度来改进设计质量、也不能集成不同学科以实现最 优化，更不能达到新需求所追求的平衡设计。 采用多学科设计优化方法重新组织卫星总体设计过程，可以在很大程度上改善设计 质量，提升设计水平。新的设计过程尽可能早地考虑了学科问的耦合关系，以充分获得 研究对象的设计知识；并且在尽可能长的时间内保留了足够的设计自由度。这样使总体 方案的设计更加深入，增大了获得系统最优解的概率。 1 3 2 多学科设计优化理论 m d o 理论于2 0 世纪8 0 年代后期逐步形成。作为一种处理复杂系统设计的新方法， m d o 从一开始就得到了政府、院校和工业部门的认可和共同推动，并逐步形成了一整 第5 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 套科学的理论体系。 m d o 是一种通过充分探索和利用系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子 系统的方法论。下式形象地定义了m d o 2 1 ： d 叫伊 = 艺血删p 肿j +脚 ( 1 1 ) j 其中，公式左边表示设计的总效益，公式右边第一项表示采用单学科设计的效益总 和，第二项表示采用m d o 方法并考虑了各学科问相互影响之后效益的增量。该公式表 明采用m d o 方法进行优化设计能够进一步挖掘设计潜力，最优化系统目标。 m d o 以复杂系统设计为对象，并在这一过程中将设计与分析紧密结合；以复杂系 统的整体最优为目标，并从这一目标出发设计各子系统及其协同机制；以复杂系统的多 学科本质为准则，而不人为分割系统中互相耦合的子系统；以复杂系统的耦合效应为重 点，并定量评估任一参数变化引起的系统总体、部分及全体子系统的变化。因此，m d o 刚一出现就引起了学术界的极大关注，并得到了不断发展。 1 9 9 8 年，m d o 技术委员会结合工业界的实际，将m d o 的研究内容确认为以下四 类，即设计的表述与求解、分析与近似方法、信息管理与处理、管理与文化实施。其中， 设计的表述与求解是m d o 研究最核心的内容，其它类别的研究都是围绕它展开的。 设计问题的分解与组织，即m d 0 优化过程，是设计问题表述与求解的关键环节， 也是m d o 理论活的灵魂。传统的设计模式在解决复杂系统的设计问题时有两种方法： 一是采用“单级全变量式”( a 1 1 a t o n c e ) 的设计方法，将复杂系统所有的设计变量与 约束都放在同一级上进行考虑，这往往使设计问题的求解变得困难甚至不可行；二是将 复杂系统分解为多个易于处理的分系统进行设计和求解，然而这种分解往往忽略了系统 的内在联系，使得分解后的系统出现“失真”的情况。m d o 方法充分肯定了系统分解 为问题求解带来的便利，同时也重视科学地处理分系统之间的耦合关系，通过运用合理 的分解协调策略解决了求解精度和效率的问题。 m d o 优化过程将系统优化问题分解为多个子系统的优化协调问题，各个子系统分 别进行优化，并通过某种机制进行协调。将问题进行分解，各个子系统分别进行优化， 其计算量的总和并不一定比未分解的系统单级优化少，但通过分解可以实现并行设计而 压缩设计周期。另外设计中各学科的专家通常更愿意控制他们学科专业领域内的优化， 而不是仅仅进行分析。学科优化的自治性更利于发挥学科专家的知识、经验和创造性。 但是，由于各优化过程的分解协调策略的不同，使其在面对不同m d 0 问题时搜索 最优解的能力以及优化效率也大为不同。因此针对具体设计问题，选择合适的m d o 优 化过程就显得十分重要了。 我国的m d o 研究工作始于2 0 世纪9 0 年代中期，从跟踪国外研究到吸收应用，取 得了一定的进展。很多高校开展了m d o 的理论研究工作，并将其运用到一些简单系统 设计中1 2 j 。近几年来，随着研究的深入，m d o 也在逐步应用于大展弦比的机翼、高超 第6 页 国防科学技术大学研究生院硕十学伊论文 声速飞行器、液体火箭发动机以及卫星设计等实际工程中，取得了大量有价值的成果。 总的来说，m d o 理论的认识正在逐步深化，相关研究已经取得较大发展。与此同 时，m d o 理论也正在逐步被工业部门所接受，其应用也在逐步扩展。可以预见，m d o 思想融入我国航空航天的工程实际，必将推动我国航天事业的快速发展。 1 3 3 快速机动小卫星总体多学科设计优化 以快速机动小卫星为对象，开展多学科设计优化技术的研究，是一个创新性很强的 工作。其主要有两个特点：一是方法新( m d o 理论) ，二是对象新( 快速机动小卫星) 。 它的研究在有效促进快速机动小卫星对象研究的同时，也可推动m d o 理论的深入开展。 快速机动小卫星是一个典型的新型航天器，它除具备一般卫星的特点外，还存在系 统规模小和具备快速机动性能的要求。快速机动小卫星的设计思路必须要有明显的创 新。它主张简化设计，减少设计冗余：采用模块化、标准化技术，缩减研制周期；采用 多功能结构和微机电系统等先进技术，降低卫星规模等。 快速机动小卫星所具有的性能要求高、技术难度大以及研发风险大等特点，都给研 制工作带来了困难。从数学的观点看，快速机动小卫星的设计工作是一个典型的多学科 设计优化问题，学科问存在大量的祸合。借助于m d o ，设计人员能够掌握学科间的耦 合及其协同效应，改善设计的效率与效果，最终获得更好的设计质量。首先，m d o 符 合系统工程思想，能有效提高卫星的设计质量；其次，m d o 为卫星设计提供了一种并 行设计模式，能有效地缩减设计周期；第三，m d o 的设计模式与卫星设计组织体制一 致，便于设计模式的转变；最后，m d o 的组织过程具有模块化结构，使卫星的设计过 程具有很强的灵活性。 因此，开展快速机动小卫星总体多学科设计优化技术的研究具有很高的工程和理论 价值。 1 4 1 轨道控制技术 1 4 轨道与姿态控制技术研究综述 随着飞行任务的多样化及中低轨道小卫星的兴起，现代飞行任务对过载的要求渐趋 严格。由于推力大小受到限制，加之在变轨过程中有些小卫星自身伸展机构已经展开， 受不了大推力带来的冲击，以假设瞬间能提供足够大的推力为前提的传统冲量式变轨方 式己无法满足任务要求，有限推力或小推力多次变轨在空间飞行任务中越来越受到重 视。随着现代推进技术的发展，火箭发动机在多次点火及维持有限推力方面已相当成熟， 研究有限推力下轨道转移最优轨道具有一定的现实和理论意义。 另外，对于小推力轨道转移，若多次变轨会造成相当长的转移时间并要多次启动， 第7 页 国防科学技术大学研究生院硕十学能论文 所以尽管优化目标是燃料消耗最小，但是一般采取连续推力，这是因为连续推力完成轨 道转移使命，设备更容易调整，使用连续推力与燃料最优的脉冲转移相比能够节省飞行 时问。 以下分别针对不同轨道控制方式进行分析综述。 ( 1 ) 冲量式轨道控制 卫星轨道转移最早的研究是h o h m a n 转移轨道。h o h m a n n 转移轨道是基于冲量式的 变轨方式。优化指标为特征速度最小。m a r e c 3 】在理论上对h o h m a n n 转移轨道做出了精 确的证明。这种与具体轨道特性结合起来的方法具有普遍性。它来源于早期的天体力学， 自然天体的一些运行规律如k e p l e r 方程，l a m b e r t 飞行时间定理都可以加以运用，是卫 星轨道任务分析常采用的方法。 另外，多冲量轨道控制也是冲量式轨道控制的研究方向之一。谌颖【4 】等利用动态 规划技术，研究了多冲量推力作用下燃料最优、固定点交会控制问题。 ( 2 ) 有限推力控制 卫星轨道控制的另一种方式为有限推力控制，有限推力控制由于其自身的特点一般 用p o n t r y a g i n 最大值原理等最优控制的方法加以解决。如解决交会对接【5 】，相位保持 0 l 以及轨道转移问题等。用最优控制的方法解决卫星控制问题一般以燃料最省为指标。近 年来，国内有关有限推力轨道控制的文章层出不穷。 荆武兴、吴瑶华等 7 1 学者引入虚拟轨道器对卫星轨道的有限推力点火策略进行了 研究，王华等( 8 】利用直接打靶法，对最优交会过程中有限推力轨迹优化问题进行了研 究，利用分段多项式表示整个轨道的状态和控制向量，将最优控制问题转化为非线性规 划问题 9 1 。此外，很多学者对能量最省条件下同平面有限推力轨道转移进行了研究l l o 1 1 1 。 ( 3 ) 多次变轨控制 h o e l k e r 和s i l b e r 1 2 】首次提出了三次变轨问题并证明了这种变轨要优于h o h m a n n 转 移。之后r o t h1 1 3 1 借此计算了非共面椭圆轨道问转移。p r u s s i n g 1 4 1 深入研究了多次冲量 下的最优轨道转移问题。r e d d i n g 【”】得出了在轨道拱点处以有限推力进行多次变轨可以 达到最优的结果。p r u s s i n g 从矢量力学出发，将转移次数作为变量而不是固定的值进行 脉冲式变轨研究【1 6 1 。t 4 , 军等1 刀采用极大值原理，研究了推力较小时，在远地点采用 了多次变轨的最优变轨过程，给出了推力方向的最优变化规律。朱仁璋等对冲量型、连 续型和n 次推力三类径向推力策略的性能进行比较【l 吼，n 次机动策略变轨速度总和与 冲量型及连续推力机动所需的变轨速度相等，视界角比冲量型转移的视界角小，转移时 间比连续型推力所需时间减少，n 次推力机动策略综合性能优良。 ( 4 ) 连续推力控制 近年来，对连续推力最优轨道转移问题的成果不断出现，在解决连续推力轨道转移 问题时，通常遇到的情况是初始状态和终端状态为己知，共轭变量的初始值则没有任何 第8 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 信息，而最优控制理论研究的经常是共扼变量的微分方程，为了进行数值积分，通常的 做法是根据经验进行猜测，然后在解边值问题时进行改进。一般情况下，最优轨道转移 只有数值解，只有在近圆情况下用切向或法向时有解析解。目前，讨论如何达到初值的 猜测的研究相当多。 谌颖0 9 利用线性化c 一形方程研究了连续推力作用下两个飞行器的固定时间最省 燃料交会问题，给出了最优推力作用的开关函数和最优推力方向的计算方法。赵建民【2 0 】 等根据最优控制理论设计最优控制模型，将求解最优变轨问题转变成求解两点边值问 题；采用一阶梯度法进行粗略计算，得到近似的初值；采用邻近极值算法进行精确计算。 1 4 2 姿态控制技术 航天器上姿态控制中应用最优控制最多的是：姿态捕获阶段、姿态稳定阶段、姿态 机动阶段。 我国控制专家陈祖贵在1 9 7 9 年提出了一种快速近似最省燃料的数字姿态控制系统 的实现方法。首次提出精控区和粗控区的概念，其中在粗控区采用时间最优控制，精控 区采用时间燃料最优控制。 近年来，控制系统设计时多采用四元数法。该方法在解决大角度姿态机动控制方面 消除了欧拉方程的奇异性。荆武兴对空间飞行器四元数运动学模型，提出了拟欧拉角的 概念【2 l 】，并证明用拟欧拉角表示终端姿态的唯一性。在拟欧拉角和拟欧拉角速度组成的 相平面上设计了三轴耦合姿态机动控制开关曲线，并提出了消除喷嘴振颤的一种方法。 以下介绍四种常用控制技术。 ( 1 ) 章动控制技术 飞行器的飞行往往采用自旋飞行方式，这就需要研究飞行器的起旋、消旋、白旋稳 定。此外，自旋飞行器由于挠性附件的存在，液体的晃动及飞行器的纵横惯量比小于l ( 即细长体) 等原因，造成自旋时能量耗损，从而引起章动运动。为了使系统稳定，必 须对其施加必要的被动或主动章动阻尼。主动章动控制是自旋稳定控制中必不可少的控 制方法。在国内，f y - 2 卫星首次采用了主动章动控制技术。 d j a l m ar t e x e i t a - f i h o 提出了判断具有弹性附件的飞行器在无力矩作用时旋转运动 的稳定性准则。f r a n kj b a r b e r a 利用李亚普诺夫稳定性定理分析了带挠性附件飞行器的 旋转运动稳定性。 ( 2 ) 模糊控制技术 模糊理论是由美国加州大学的l a z a d e h 教授在1 9 6 5 年提出的。模糊集的创立为 解决复杂问题提供了有效的数学工具。1 9 7 3 年z a d e h 教授给出的模糊控制器的定义和有 关定理，为模糊控制奠定了基础。1 9 7 4 年英国的e h m a m d a n i 首先设计出了一种模糊 控制器，并把它用于蒸汽机的控制，获得实验成功。这一开拓性的工作标志着模糊控制 第9 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 理论的诞生。 模糊控制的基本思想：在模糊控制方法中，控制规则是人们知识、经验、策略的集 中体现，往往表示成“i f t h e n ”的形式。依据这些规则建立模糊控制模型的过程， 实际上寻求一个近似输入数出函数的过程。使这一近似